冲压翼伞上翼面开缝技术研究进展

上翼面扰流缝驱动是一种新颖的控制冲压翼伞横向和纵向飞行性能的方法。文章概括了近年来国外冲压翼伞上翼面开缝技术的研究方向和进展,依次对影响冲压翼伞气动性能的四个扰流缝结构因素——开缝方向、弦向位置、下拉度和开缝气室展向分布的研究情况与结果进行详细阐述与分析总结,得出结论前缘侧扰流缝在纵向控制方面比后缘侧扰流缝更有效。扰流缝的合理弦向位置大约位于0.15~0.3c(c为翼伞的弦长,0.15~0.3c表示开缝位置与翼型左侧之间的弦向距离)。在扰流缝最大下拉度以内,滑翔比随下拉度增大而线性减小,大下拉度还能使翼伞飞行延迟大约4°迎角失速。扰流缝下拉度很小时存在一定范围的死区,之后转率随着下拉度的增加线性增大。开缝气室数量超过最大开缝气室数量时,翼伞系统变得难以控制,且最大转率会饱和。在最大开缝气室数量以内,随着开缝气室数量增加,扰流缝的有效性随之线性增加。开缝气室离伞衣中心线越远越容易产生高的转率,但是会降低滑翔比的控制性能。相比于其他控制方式,下拉扰流缝所需的力远远要小,能有效减小翼伞控制单元的尺寸,对翼伞的操作有重大的意义。该研究可为翼伞精确空投技术研究提供一定的技术参考。     

前缘切口参数对大型冲压式翼伞的性能影响分析

影响冲压式翼伞气动性能的主要参数除翼型结构参数外,还有翼伞前缘切口角度和前缘切口长度。为了更准确地找到冲压式翼伞前缘切口参数适用的工程应用范围,文章以某大型冲压式翼伞的基础翼型剖面为研究基础,通过改变前缘切口角度和前缘切口长度这两项重要参数,得到四种具有代表性的前缘切口参数的翼型剖面,并采用数值计算方法对其气动性能进行分析。研究表明:负攻角时,上翼面的压力梯度随前缘切口角度的增大而增大,而下翼面的压力梯度随前缘切口角度的增大而减小;正攻角时,前缘切口角度对上、下翼面的压力梯度没有太大影响;同时,随着前缘切口角度的增加,翼型最大升阻比也增大,但是会有一个临界值,而前缘切口参数对翼型俯仰力矩系数的影响并不大。文章的研究结果对翼伞的设计优化有一定的参考意义。     

宽速域变构型高超声速飞行器气动特性研究

为解决高超声速飞行器在低/跨/超声速时气动特性不佳的问题,实现水平起降、跨速域飞行的目标,设计了一种宽速域变构型高超声速飞行器。采用数值计算的方法对飞行器的低速、超声速和高超声速气动特性和典型流场进行了研究分析,得到了升力系数、阻力系数和升阻比随攻角和马赫数的变化规律。结果表明,飞行器在低速和高超声速时的气动特性较好,最大升阻比分别为15.37和4.08,低速时连接翼提供了高升力,高超声速时乘波效果显著;超声速时,阻力系数和升阻比受马赫数影响较大,最大升阻比为4.8。数值计算的结果表明飞行器在全速域范围内气动特性较好,在保证高超声速良好气动特性的前提下,提升了低/跨/超声速性能。     

可变形翼导弹动态气动特性的仿真研究

导弹发射后,飞行高度从近地面到高空域,气压、温度变化巨大,同时飞行马赫数也从低速到超声速、高超声速。在不同飞行阶段稳定性能和升阻比需求不同,对导弹气动性能要求不同。固定外形导弹的气动性能难以适用于不同的飞行任务,而可变形翼导弹通过改变翼面的形状,实现外形上的变化,从而适应不同的作战环境。通过分析可变形收缩弹翼不同收缩速度(快速、中速、慢速3种状态)的气动性能,研究了导弹气动性能随弹翼收缩速度变化的规律,揭示了升力系数和阻力系数随弹翼的收缩速率的线性变化特征。同时还分析了变形前后导弹附近流场的压强、速度和温度的变化,以及这些物理量对导弹的影响。结果表明,伸缩翼改变了翼面面积和展弦比,弹翼伸长时具有高升阻力,适合亚声速巡航,弹翼收缩可以减小高马赫数飞行时阻力,提高导弹射程。     

双翼末敏弹尾翼弹性对气动特性影响分析

受安装条件限制,无伞末敏弹尾翼通常很薄,在末敏弹下落过程中,厚度不超过1mm的末敏弹尾翼将在气动力作用下发生一定程度的变形,变形后的尾翼又将对末敏弹气动特性产生影响。文章采用双向流固耦合方法对S-S型双翼末敏弹弹性尾翼进行研究,分析末敏弹气动参数随攻角和速度的变化趋势;采用计算流体力学方法对末敏弹刚性尾翼进行研究。将弹性尾翼与刚性尾翼的末敏弹气动参数进行对比。结果显示,刚性翼、弹性翼末敏弹的阻力系数均随攻角的增大呈准线性递减趋势;刚性翼、弹性翼末敏弹的升力系数均随攻角的增大呈递增趋势。自由飞行试验结果显示,末敏弹的气动参数与弹性翼末敏弹的仿真结果更为贴切。     

高超声速飞行器攻角特性数值研究

采用二维耦合隐式欧拉方程对高超声速飞行器内定常无粘流场进行了数值仿真,离散采用二阶迎风格式,分析了攻角变化(-10°~7°)对高超声速飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流及发动机点火3种不同工作状态下飞行性能的影响。结果表明,当攻角在-10°~7°之间变化时,飞行器的升力系数和升阻比都是随着攻角的增大而不断增加;而俯仰力矩系数却是随着攻角的变化,先增大后减小;在进气道关闭时,随着攻角的不断增大,飞行器的阻力系数亦不断增加,在其他2种工作状态下,随着攻角的增大,飞行器的阻力系数是先减小,后增加,且变化较缓慢,但阻力系数在3种工况下总的趋势是随着攻角的增大而增大。     

全速域可变形飞行器气动布局设计及试验研究

为了解决大空域、宽速域水平起降可重复使用飞行器的气动适应性问题,设计了一种满足高超声速巡航飞行性能的飞行器,为解决该种飞行器地面水平起飞和高速巡航飞行气动性能矛盾的问题,提出了两种变形布局方式——伸缩翼布局和翻转翼布局。通过数值手段比较分析了两种变形布局的低速气动特性,并通过风洞试验对其性能进行了验证。结果表明,在增加相同机翼面积时,伸缩翼在起飞状态增升效率为68%,同时阻力增加35%;翻转翼在起飞状态增升效率为42%,阻力增加15%;伸缩翼布局比翻转翼布局的起飞升力大16%,阻力大20%,伸缩翼布局具有明显的升力优势,说明亚声速状态增加机翼展弦比是增升的有效手段,但同时也带来阻力的增加;鸭翼具有显著的增升效果,起飞状态增升12.8%,同时阻力降低1.4%,纵向压心系数绝对值前移0.48%,有效缓解了起飞状态升力和纵向稳定性的问题。     

大型翼伞操纵转弯动力学研究

翼伞具有良好的气动性能和优秀的操控能力,在空降、空投、运动、表演、救生、军事、航空航天等领域都有着广泛应用。随着对大质量载荷需求的增加,大型翼伞的开发尤为重要。在大型翼伞的动力学研究中,操纵转弯动力学是其关键环节。文章从牛顿力学基本原理出发,从理论推导、计算流体力学仿真、空投试验三个方面计算了大型翼伞系统的侧力系数,并推导建立了大型翼伞系统的六自由度模型。同时,对大型翼伞系统的转弯操纵性能进行了仿真分析,仿真结果与试验数据对比吻合较好,弥补了以往研究中缺少试验数据对比的不足。文章验证了所建立模型的合理性,对工程应用具有一定指导意义。     

新型宽速域高超声速飞行器气动特性研究

为设计一种新型宽速域滑翔飞行器,基于无粘锥导乘波设计理论,设计了Ma=4和Ma=8状态下的乘波构型,并将其进行"串联"拼接,得到一类新型宽速域乘波飞行器。采用数值模拟方法对此类飞行器的气动特性进行了研究,得到其流场特征和气动特性。结果表明,采用新型"串联"高超声速乘波飞行器,其气动性能在宽速域范围内比单马赫数条件下的乘波飞行器气动性能更优。"串联"乘波体的升阻比随马赫数的增加而变大,当Ma>8时,其气动特性变化不明显,最大升阻比接近3.2,在设计马赫数范围内,升阻比不低于2.6。升阻比随攻角的增加先变大后减小,在3°攻角时升阻比最大。在Ma=6时,基准模型-1的最大升阻比为4.714,"串联"乘波体的升阻比达到3.48。     

火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术

为获得火星探测器物伞系统动力学仿真中需要使用的降落伞轴向力、法向力、俯仰力矩系数，开展了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术研究，研制了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验装置，进行了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验，获得了火星探测降落伞模型在马赫数范围0.4～0.8、迎角范围0°～25°时的轴向力、法向力和俯仰力矩系数，并对支撑干扰及洞壁干扰影响进行了扣除修正。试验结果表明：火星探测降落伞模型的轴向力系数随迎角变化较小；常规透气伞的法向力系数随迎角增大而增大，在马赫数为0.4和0.6时，低透气伞的法向力系数在小迎角时随迎角增大而减小；在马赫数范围0.4～0.8时，常规透气伞静稳定，低透气伞的静稳定性较常规透气伞减小，在马赫数为0.4和0.6时，低透气伞在零迎角时静不稳定，出现了非零配平 迎角。     

基于多反馈延迟技术的雷达杂波模拟器实现

提出采用多反馈延迟的改进卷积处理技术实现雷达杂波模拟,克服了单反馈延迟输出杂波数据周期重复的缺点,使杂波数据在整个I周期内不重复,带来的好处是杂波逼真度高.采用大容量动态存储技术实现数据存储电路的设计,优点是方便快捷地为卷积器提供数据.     

Z1Cr18Ni9Ti不锈钢法兰的铸造工艺研究

本文介绍了一种Z1Cr18Ni9Ti零件的制造方法，即用铸造方法。这种方法可以节省材料，提高效率，降低成本，并在此基础上探讨了有效的熔炼和铸造工艺。     

Ricardo Dyrgalla (1910–1970), pioneer of rocket development in Argentina

One of the most important developers of liquid propellant rocket engines in Argentina was Polish-born Ricardo Dyrgalla. Dyrgalla immigrated to Argentina from the United Kingdom in 1946, where he had been studying German weapons development at the end of the Second World War. A trained pilot and aeronautical engineer, he understood the intricacies of rocket propulsion and was eager to find practical applications to his recently gained knowledge.Dyrgalla arrived in Argentina during Juan Perón's first presidency, a time when technicians from all over Europe were being recruited to work in various projects for the recently created Argentine Air Force.Shortly after immigrating, Dyrgalla proposed to develop an advanced air-launched weapon, the Tábano, based on a rocket engine of his design, the AN-1. After a successful development program, the Tábano was tested between 1949 and 1951; however, the project was canceled by the government shortly after. Today, the AN-1 rocket engine is recognized as the first liquid propellant rocket to be developed in South America. Besides the AN-1, Dyrgalla also developed several other rockets systems in Argentina, including the PROSON, a solid-propellant rocket launcher developed by the Argentine Institute of Science and Technology for the Armed Forces (CITEFA). In the late 1960s, Dyrgalla and his family relocated to Brazil due mostly to the lack of continuation of rocket development in Argentina. There, he worked for the Institute of Aerospace Technology (ITA) until his untimely death in 1970. Ricardo Dyrgalla deserves to be recognized among the world's rocket pioneers and his contribution to the science and engineering of rocketry deserves a special place in the history of South America's rocketry and space flight advocacy programs.     

ADAMS和ANSYS在机构分析中的应用(英文)

针对ANSYS软件适合线性/非线性应力、应变分析,不适合机械系统运动/动力学分析,而ADAMS软件适合机械系统运动/动力学分析,不适合有限元分析的特点,介绍了将ANSYS和ADAMS两种软件结合起来对机械结构进行动力学分析及应力、变形分析的方法,通过实例证明此方法可行。     

航天器可展开薄膜遮光罩机械设计的发展与展望

从可展开薄膜遮光罩的几何构型、展开驱动技术、薄膜折痕设计和薄膜褶皱动力学分析四个方面论述了航天器可展开薄膜遮光罩机械设计的发展现状和特点，在分析比较的基础上对可展开薄膜遮光罩机械设计的发展趋势进行了展望，旨在为航天器可展开薄膜遮光罩的创新发展提供参考。     

GPS接收机基带信号处理模块的FPGA实现

论述在GPS接收机三个功能模块中基带信号处理模块的具体作用。利用FPGA技术的先进性和软件无线电技术的灵活性开发出具有自主知识产权的功能模块。介绍其设计实现,着重于伪码生成器和NCO的实现,同时给出相关的仿真结果。     

旋转火箭的姿态控制设计方法

介绍了非对称旋转火箭姿态控制的方案、原理。并且利用角速度控制和最佳程序控制，分析了大滚动角消旋的稳定性。数值仿真结果显示了所设计的控制算法的有效性。     

基于星敏感器/陀螺组合的一种半确定性卫星定姿方法

针对星敏感器/陀螺典型卫星姿态确定系统配置,考虑确定性方法的离散性及状态估计法对模型准确程度的依赖性,提出了一种半确定性姿态确定方法.以四元数为姿态描述参数,用基于Taylor展开近似的线性回归修正陀螺预报的姿态,并用修正的姿态信息反推出陀螺漂移量.仿真结果表明:该算法实现简单,无需实时递推滤波器增益阵,计算速度快,定姿性能较佳,可有效提高陀螺的姿态预报精度.     

ATV交会飞行控制策略研究

"自动转移飞行器"(ATV)是欧洲航天局(ESA)服务"国际空间站"(ISS)的项目.ATV货运飞行器自动执行调相,交会与对接、分离、降轨,以及受控毁坏性再入.ATV对ISS的交会对接可脱离地面控制自主完成,ATV交会使命将朝向栽人航天飞行发展,高度自主性与严格安全性是ATV使命设计的主要特点.在自主交会飞行期间,飞行...     

一体化检测系统设计与实现

从工程应用的角度，建立了一体化检测系统模型。系统采用分层设计思想进行工程化设计，注重设计的先进性、灵活性和可靠性。提出了一体化检测系统的设计原则，并对系统中各单元模块进行了详细描述，最后提出了改进和提高可靠性的设想。